RU176021U1 - Воздухозаборное устройство с изменяемой геометрией для многорежимной комбинированной турбопрямоточной силовой установки - Google Patents
Воздухозаборное устройство с изменяемой геометрией для многорежимной комбинированной турбопрямоточной силовой установки Download PDFInfo
- Publication number
- RU176021U1 RU176021U1 RU2017110042U RU2017110042U RU176021U1 RU 176021 U1 RU176021 U1 RU 176021U1 RU 2017110042 U RU2017110042 U RU 2017110042U RU 2017110042 U RU2017110042 U RU 2017110042U RU 176021 U1 RU176021 U1 RU 176021U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air intake
- ramjet
- intake device
- power plant
- channel
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/057—Control or regulation
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
- F02K7/16—Composite ram-jet/turbo-jet engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к области летательной техники, а именно к аэродинамике воздухозаборных устройств.Сущность полезной модели заключается в том, что многофункциональные сегментные створки на режиме работы ТРД закрывают канал ПВРД, а на режиме работы ПВРД перекрывают канал ТРД и одновременно образуют последнюю управляемую ступень торможения центрального тела, что позволяет подстраивать геометрию воздухозаборного устройства в зависимости от параметров полета. 1 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Область техники
Полезная модель относится к аэродинамике воздухозаборных устройств (ВЗУ) и может быть использована для обеспечения работы комбинированной турбопрямоточной силовой установки (КТПСУ), имеющей в своем составе турбореактивную и прямоточную группу двигателей, во всем полетном диапазоне чисел Маха от взлетно-посадочных до гиперзвуковых скоростей полета.
Уровень техники
Известно осесимметричное воздухозаборное устройство (патент СА 646333), в котором реализуется переключение между режимом работы ТРД и ПВРД. В этом устройстве существует подвижный многосегментный элемент, который, в зависимости от режима полета силовой установки, занимает одно из двух положений.
Недостатком этого устройства является невозможность регулирования геометрии воздухозаборного устройства при различных числах Маха, так как подвижный элемент занимает только одно из двух крайних положений (или ТРД, или ПВРД). Регулирование воздухозаборного устройства в полете является важной особенностью комбинированных силовых установок, поскольку обеспечить приемлемый уровень характеристик во всем диапазоне параметров полета без изменения геометрии невозможно. Кроме этого, данный воздухозаборник является осесимметричным и лобовым (отсутствует экран), что важно при необходимости полета на углах атаки, так как приводит к существенному уменьшению характеристик воздухозаборного устройства (коэффициента восстановления полного давления и коэффициента расхода воздуха).
Известно устройство для регулирования параметров потока на входе в ВЗУ истребителя МиГ-21. В этом устройстве при малых числах Маха центральное тело ВЗУ скрыто за плоскостью входа, а при достижении сверхзвуковой скорости оно выдвигается вперед, образуя систему скачков уплотнения и обеспечивая приемлемые значения коэффициентов расхода и восстановления полного давления.
Недостатком этого устройства является необходимость обеспечения поступательного движения центрального тела торможения, что конструктивно неудобно для летательных аппаратов с подэкранным ВЗУ и комбинированной турбопрямоточной силовой установкой, рассчитанных на большие сверхзвуковые скорости полета. Габариты центрального тела таких аппаратов весьма существенны, обеспечение возможности его поступательного движения требует существенного усилия на приводе. Кроме того, поступательное движение центрального тела не обеспечивает тщательной настройки воздухозаборного устройства на местные значения числа М потока вдоль всей траектории полета ЛА, что важно, если летательный аппарат должен функционировать в достаточно широком диапазоне чисел Маха (0≤М≤5). Также неизменные углы наклона ступеней торможения центрального тела существенно ограничивают значение коэффициента восстановления полного давления, а значит и величину тяги, на маршевом режиме полета.
Известен также плоский подэкранный воздухозаборник с подвижными ступенями тела торможения, наклоненными под углом к горизонтальной плоскости.
Недостатком этого устройства является неудобство его использования при конструировании летательных аппаратов с комбинированной турбопрямоточной силовой установкой, когда одно воздухозаборное устройство на различных режимах полета должно работать на различные независимые тракты силовой установки. Кроме того, воздухозаборное устройство данной схемы отклоняет заторможенный поток вниз, следовательно, момент тангажа ЛА существенно зависит от расхода воздуха и его необходимо компенсировать дополнительным отклонением аэродинамических органов управления.
Раскрытие сущности полезной модели
Технический результат, достижение которого обеспечивается при реализации заявленной полезной модели, заключается в упрощении конструкции устройства при сохранении им функции переключения режима работы между ТРД и ПВРД и функции изменения геометрии в процессе полета для разных скоростей Маха.
Заявленный технический результат достигается тем, что воздухозаборное устройство для комбинированной турбопрямоточной силовой установки из ТРД и ПВРД, включающее центральное тело, два канала, расположенные с двух сторон от центрального тела, при этом каждый из каналов разделяется на канал ТРД и канал ПВРД, а также две подвижные многосегментные створки в каждом из каналов, отличающееся тем, что створки образуют регулируемую ступень торможения центрального тела воздухозаборного устройства, а также являются элементами переключения каналов ТРД и ПВРД.
Краткое описание чертежей
Сущность полезной модели поясняется чертежами 1-4, где на фиг. 1 показана схема воздухозаборного устройства в сечении горизонтальной плоскостью (конфигурация ТРД); на фиг. 2 - то же для конфигурации ПВРД для наименьшего полетного числа Маха; на фиг. 3 - то же для конфигурации ПВРД для наибольшего полетного числа Маха. На фиг. 4 показан общий вид рассматриваемого ВЗУ, створки здесь занимают нейтральное положение.
Осуществление полезной модели
В основу настоящей полезной модели положено центральное тело торможения с подвижными многофункциональными сегментными створками. Комбинированная турбопрямоточная силовая установка, работу которой должно обеспечивать рассматриваемое воздухозаборное устройство, включает один турбореактивный двигатель (ТРД) и два прямоточных воздушно-реактивных двигателя (ПВРД). Турбореактивный двигатель расположен в центральной части летательного аппарата под экраном, а каналы прямоточного двигателя - по бокам от него.
Поставленная задача решается тем, что многофункциональные сегментные створки на режиме работы ТРД закрывают канал ПВРД, а на режиме работы ПВРД перекрывают канал ТРД и одновременно образуют последнюю управляемую ступень торможения центрального тела, что позволяет подстраивать геометрию воздухозаборного устройства в зависимости от параметров полета.
Из-за того, что КТПСУ должна обеспечивать высокие характеристики в широком диапазоне чисел Маха полета, ВЗУ является регулируемым как в режиме работы ТРД так и в режиме работы ПВРД. Для обеспечения этого оно выполнено по плоской схеме, т.е. в поперечных сечениях имеет прямоугольную форму. Ступени торможения ВЗУ (грани центрального тела и сегменты створок) наклонены под углом к плоскости симметрии ЛА, так что поток отклоняется центральным телом только в горизонтальной плоскости, что позволяет минимизировать влияние конфигурации центрального тела ВЗУ и расхода воздуха на моментные характеристики ЛА. По бокам от центрального тела ВЗУ расположены многофункциональные сегментные створки. При дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях полета данные створки полностью перекрывают каналы ПВРД, направляя весь захваченный воздух в канал турбореактивного двигателя. При больших сверхзвуковых скоростях полета передние сегменты створок поворачиваются вокруг вертикальной оси и опираются передней кромкой на центральное тело ВЗУ, играя роль последней ступени торможения. Канал ТРД при этом полностью запирается. Данная схема в сечении горизонтальной плоскостью представлена на фиг. 1, 2 и 3.
Для улучшения внутренних характеристик на положительных углах атаки такое воздухозаборное устройство может быть расположено под несущей поверхностью (экраном), выполненной в виде клина с прямой передней кромкой. Наличие экрана позволяет уменьшить скорость потока (число М) в области воздухозаборников при незначительных потерях полного давления. Поэтому расположение воздухозаборников в предварительно заторможенном потоке позволяет поднять максимальный уровень коэффициента восстановления полного давления. Подэкранное расположение воздухозаборного устройства указанного типа показано на фиг. 4 (здесь створки ВЗУ - в промежуточном положении).
Угол наклона первой и второй ступеней торможения остается постоянным на всей траектории полета ЛА. Третья ступень торможения является подвижным элементом - сегментом многофункциональных створок. Максимальные значения величин углов отклонения ступеней торможения соответствуют маршевому режиму полета ЛА в конфигурации с работающим ПВРД, фиг. 3.
Площадь горла ВЗУ так же регулируется на всех режимах полета с помощью сегментных многофункциональных створок путем взаимного перемещения обоих сегментов и смещения линии их излома к стенке (при повышении числа Маха полета) или от стенки (при снижении числа Маха полета) канала ПВРД.
Поставленная задача решается единственным использованием плоских сегментных подвижных элементов конструкции в сочетании с их оптимальной пространственной ориентацией как плоских ступеней торможения центрального тела воздухозаборного устройства. Выбранная схема построения ВЗУ позволяет использовать всю располагаемую площадь входа в обеих конфигурациях, положение многофункциональных створок определяет используемый в текущий момент тип двигателя, а взаимное угловое положение их сегментов определяет число Маха полета.
Таким образом, именно такой существенный признак заявленного устройства - подвижные многофункциональные сегментные створки - позволяет сформировать единое воздухозаборное устройство для комбинированной турбопрямоточной силовой установки, обеспечивающее высокие коэффициенты расхода и восстановления полного давления в широком диапазоне чисел М (0≤М≤5), а также позволяющее эффективно использовать всю располагаемую площадь входа как в конфигурации ТРД, так и в конфигурации ПВРД.
На основании изложенного можно заключить, что существенный признак заявленной полезной модели имеет причинно-следственную связь с достигнутым техническим результатом.
Claims (2)
1. Воздухозаборное устройство для комбинированной турбопрямоточной силовой установки из ТРД и ПВРД, включающее центральное тело, два канала, расположенные с двух сторон от центрального тела, при этом каждый из каналов разделяется на канал ТРД и канал ПВРД, а также две подвижные многосегментные створки в каждом из каналов, отличающееся тем, что створки образуют регулируемую ступень торможения центрального тела воздухозаборного устройства, а также являются элементами переключения каналов ТРД и ПВРД.
2. Воздухозаборное устройство по п. 1, отличающееся тем, что кроме двух подвижных створок элементы воздухозаборного устройства являются неподвижными.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017110042U RU176021U1 (ru) | 2017-03-27 | 2017-03-27 | Воздухозаборное устройство с изменяемой геометрией для многорежимной комбинированной турбопрямоточной силовой установки |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017110042U RU176021U1 (ru) | 2017-03-27 | 2017-03-27 | Воздухозаборное устройство с изменяемой геометрией для многорежимной комбинированной турбопрямоточной силовой установки |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU176021U1 true RU176021U1 (ru) | 2017-12-26 |
Family
ID=63853447
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017110042U RU176021U1 (ru) | 2017-03-27 | 2017-03-27 | Воздухозаборное устройство с изменяемой геометрией для многорежимной комбинированной турбопрямоточной силовой установки |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU176021U1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2747333C1 (ru) * | 2020-06-18 | 2021-05-04 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Воздухозаборное устройство сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата |
RU2766496C2 (ru) * | 2019-12-24 | 2022-03-15 | Фролова Татьяна Марковна | Устройство вихревого газового компрессора для комбинированного воздушно-реактивного двигателя |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3103102A (en) * | 1958-07-18 | 1963-09-10 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Propulsion power plants for aircraft |
US3324660A (en) * | 1963-12-12 | 1967-06-13 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Jet propulsion power plants |
RU1805616C (ru) * | 1991-02-11 | 1995-07-09 | Авиационный научно-технический комплекс им.А.Н.Туполева | Плоский многорежимный воздухозаборник комбинированной силовой установки гиперзвукового летательного аппарата |
WO2006057653A2 (en) * | 2004-02-19 | 2006-06-01 | Aerojet-General Corporation | Integrated air inlet system for multi-propulsion aircraft engines |
US20150377060A1 (en) * | 2009-08-11 | 2015-12-31 | Northrop Grumman Systems Corporation | Airflow Modulation System and Method |
-
2017
- 2017-03-27 RU RU2017110042U patent/RU176021U1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3103102A (en) * | 1958-07-18 | 1963-09-10 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Propulsion power plants for aircraft |
US3324660A (en) * | 1963-12-12 | 1967-06-13 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Jet propulsion power plants |
RU1805616C (ru) * | 1991-02-11 | 1995-07-09 | Авиационный научно-технический комплекс им.А.Н.Туполева | Плоский многорежимный воздухозаборник комбинированной силовой установки гиперзвукового летательного аппарата |
WO2006057653A2 (en) * | 2004-02-19 | 2006-06-01 | Aerojet-General Corporation | Integrated air inlet system for multi-propulsion aircraft engines |
US20150377060A1 (en) * | 2009-08-11 | 2015-12-31 | Northrop Grumman Systems Corporation | Airflow Modulation System and Method |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2766496C2 (ru) * | 2019-12-24 | 2022-03-15 | Фролова Татьяна Марковна | Устройство вихревого газового компрессора для комбинированного воздушно-реактивного двигателя |
RU2747333C1 (ru) * | 2020-06-18 | 2021-05-04 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Воздухозаборное устройство сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2182670C2 (ru) | Воздухозаборник сверхзвукового двигателя с внутренним сжатием | |
US4280660A (en) | Vectorable nozzle | |
EP1515035B1 (en) | A jet engine thrust reverser device | |
EP2060770B1 (en) | Thrust reverser door | |
CN110259600A (zh) | 双外涵自适应循环发动机 | |
US20180094605A1 (en) | Turbofan engine for a civil supersonic aircraft | |
US20090313968A1 (en) | Hypersonic Inlet Systems and Methods | |
US2840322A (en) | Air intake for aircraft power plant installations | |
CN104632411A (zh) | 采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道 | |
RU176021U1 (ru) | Воздухозаборное устройство с изменяемой геометрией для многорежимной комбинированной турбопрямоточной силовой установки | |
US11884414B2 (en) | Supersonic aircraft turbofan engine | |
CN103748337A (zh) | 可调整的超音速进气道 | |
US10082040B2 (en) | Aircraft comprising a turbine engine incorporated into the rear fuselage with variable supply | |
JP2010506098A (ja) | 電気機械式アクチュエータを備える可変面積ファンノズル | |
CN106014684A (zh) | 一种改善tbcc用sern的组合流动控制方法及结构 | |
CN108194224B (zh) | 埋入隔板内部的tbcc并联喷管调节机构设计方法 | |
CN109973244A (zh) | 自驱动外涵道对转环形扇叶压缩装置 | |
GB2070139A (en) | Inlet Cowl for Supersonic Aircraft Engine | |
CN103797229A (zh) | 用于调整超音速进气道的方法 | |
US3027714A (en) | Combined thrust reversing and noise suppressing device for turbo-jet engines | |
US3241771A (en) | Thrust deflector and reverser | |
US20180245539A1 (en) | Convergent-divergent nozzle for a turbofan engine of a supersonic aircraft and method for adjusting the nozzle throat surface in a nozzle of a turbofan engine | |
CN113464280B (zh) | 一种基于泄流缝开关可控的进气道及方法 | |
JPS6361724A (ja) | ガスタ−ビンエンジン用面積可変型ノズル | |
US20160272311A1 (en) | Deflection cone in a reaction drive helicopter |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB9K | Licence granted or registered (utility model) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20200113 Effective date: 20200113 |